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机翼颤振抑制是气动弹性力学的研究热点,特别是大展弦比机翼具有结构轻和柔性大的特点,机翼颤振的问题尤为突出。传统的被动抑制方法和主动抑制技术虽然都有效地避免了机翼的颤振,但是前者以牺牲大展弦比机翼升阻比大的固有优势为代价,后者也有系统模型参数难以全部获取且作动器反应与控制命令之间存有时滞等缺陷。而近二十年来兴起的合成射流技术作为全新的主动流动控制技术,得到国内外众多学者的研究关注并展现出良好的应用前景。然而,将合成射流技术应用于机翼颤振抑制的探索研究目前尚不多见。为此,本文利用合成射流的流动特性,针对经典颤振及失速颤振提出了不同的抑制方法,并以NACA0012翼型为例数值模拟了颤振抑制的效果。主要研究工作如下：(1).针对二元机翼模型,分析了非线性气动载荷作用下的颤振临界速度和颤振幅值,并给出了合成射流抑制经典颤振的反馈控制策略,即当气动升力做功的功率为负时施加合成射流,增大能量的消耗以抑制颤振。以NACA0012翼型为例,数值模拟验证了反馈控制的效果。(2).将大展弦比机翼简化为闭口截面复合材料薄壁梁模型,边界条件形式为悬臂梁。选取弯曲和扭转两自由度分析讨论,建立了三元机翼模型,其中气动力分解为准定常气动力项和表示涡旋脱落的脉动气动力项,而复合材料层合板采用斜交对称铺层。该理论模型由ABAQUS软件的有限元分析结果对比验证。(3).针对NACA0012翼型的三元机翼进行了气动弹性剪裁研究,分析了机翼铺层角对颤振临界速度、颤振频率、静变形和自由振动主频等的影响,并在此基础上进行了失速状态下的频响分析。基于抑制强迫振动振幅的原理,本文利用合成射流可改变展向上涡脱频率及涡脱相位的特性,提出了合成射流抑制机翼失速颤振的两种方法：频率控制方法和相位控制方法。两种方法都无需复杂的控制律和精密的控制系统,具有简单易行的优势。在特定的控制参数下,前者使机翼的扭转振动振幅降低到36.47%,后者可将机翼的一阶弯曲和一阶扭转的共振幅值分别被降低到0.58%和1.17%。